1、 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 军工新材料之碳化硅纤维：航空发动机热端结构理想材料 国防军工 碳化硅产业蓬勃发展，国内具备碳化硅产业蓬勃发展，国内具备较较大工业化空间大工业化空间 碳化硅纤维具有高温耐氧化性、高硬度、高强度、高热稳定性、耐腐蚀性和密度小等优点，是最为理想的航空航天耐高温、增强和隐身材料之一。SiC 纤维研制历经三代，国内SiC 纤维技术达到国际水平，已经突破第二代、第三代 SiC 关键技术，但在工业化能力方面仍存在巨大的发展潜力。由碳化硅纤维制备的 SiC/SiC 复合材料在航空、航天、核能等领域具有广泛的应用前景。据 Stratistics MRC 预测，碳化硅纤维市

2、场到 2026 年将增长至 35.87 亿美元，10 年复合年增长率高达 34.4。而在发展中国家对新型装备、发动机研究推进等因素的拉动下，全球陶瓷基质复合材料市场规模预计将从 2021 年的 88 亿美元增长到 2031 年的 250 亿美元，年复合增长率为 11.0%（据 Markets and Markets 预计）。SiC/SiCSiC/SiC 耐热性能优异，将替代高温合金在航耐热性能优异，将替代高温合金在航空空发发动动机机上的应用上的应用 高推重比是先进航空发动机不断追求的目标，而随着发动机推重比的提升，涡轮进口温度不断提高，现有高温合金材料体系难以满足先进航发。比如，现有推重比 1

3、0 一级的发动机涡轮进口温度均达到了 1500，推重比 1215 的发动机涡轮进口平均温度将超过 1800以上，这远超高温合金及金属间化合物的使用温度。目前，耐热性能最好的镍基高温合金材料工作温度只能达到 1100左右。而 SiC/SiC 使用温度能提高到 1650，被认为是最理想的航空发动机热端结构件材料。在欧美等航空发达国家，SiC/SiC 已在航空发动机静止件上得到实际应用和批量生产，包括 M53-2，M88，M88-2，F100，F119，EJ200，F414，F110，F136 等多种型号军/民用航空发动机；在转动件的应用上仍处于研制试验阶段。国内基础研究起步较慢，与国外工程化应用研

4、究存在巨大差距，但也已取得成果。2022 年 1 月，由西北工业大学使用国产新型陶瓷基复合材料打造的航空发动机整体涡轮盘成功完成首次飞行试验验证，这也是国内陶瓷基复合材料转子件首次配装平台的空中飞行试验，也有利于推动陶瓷基复合材料部件在无人机/靶机上大规模应用。评级及分析师信息 行业评级：推荐 行业走势图 分析师：陆洲分析师：陆洲 邮箱： SAC NO：S01 -26%-16%-5%5%16%27%2021/072021/102022/012022/04国防军工沪深300证券研究报告|行业深度研究报告 Table_Date 2022 年 07 月 12 日 证券研究报告|

5、行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 2 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 SiCSiC 纤维通过电磁改性手段，发展成为最重要的高纤维通过电磁改性手段，发展成为最重要的高温吸波材料之一温吸波材料之一 随现代无线电技术和雷达探测系统的迅猛发展，隐身技术作为提高武器系统生存、突防，尤其是纵深打击能力的有效手段，已成为军事强国角逐军备高新技术的热点。采用隐身材料技术是当前最有效可行的雷达隐身手段。而对于应用在特殊环境中的隐身材料，除了降低可探测性等基础条件外，还要求材料具有良好的热稳定性和耐腐蚀性。例如，高速飞行隐身战机的发动机屋喷管、机翼边缘和最锥帽等

6、部位会面临高温氧化、高低温反复冲击的考验。SiC/SiC 不但具有优异的力学性能、抗氧化性能和更长的高温使用寿命，还具有良好的吸波性能，满足超高音速飞行器表面、发动机尾喷口、巡航导弹冒头端等武器装备高温部位的隐身需求，应用前景广阔。SiCSiC 材料具备小的中子吸收截面，适用于核反应堆材料具备小的中子吸收截面，适用于核反应堆领域领域 随着对反应堆安全问题的日益重视，目前的商业水堆核电站几乎全部使用的锆合金燃烧元件被重新考虑，碳化硅 SiC为包壳或基体材料的新型燃料元件成为新的研究热点。燃料元件是核反应堆的核心部件，其性能指标直接影响反应堆的安全性和经济性。SiC 具有高温强度大、硬度高、耐磨损

7、性好、抗热冲击性好、热导率大以及抗氧化性强和耐化学腐蚀等优良特性，并且其小的中子吸收截面，低的固有活性和衰变热，使其适用于核反应堆领域，在轻水反应堆、熔盐反应堆和气冷快堆均有良好的应用前景。目前，我国已形成以国防科大、西北工业大学、厦门大学为研发中心的若干碳化硅纤维产业集群。国防科大的碳化硅纤维技术产业化在苏州、宁波等地开展，厦门大学在福建与当地企业合作，竞争优势明显。风险提示风险提示 新型装备研制进度、放量进度不及预期等。证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 3 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 正文目录 1.陶瓷基复合材料（CMC

8、）是理想的高温结构材料.5 1.1.陶瓷基体是复合材料重要的组成部分.5 1.2.增强纤维为主承力部分，对材料性能起决定性作用.6 1.3.界面层作为纽带，影响复材增韧效果.7 2.碳化硅纤维及 SiC/SiC 复合材料.8 2.1.碳化硅（SiC）纤维.8 2.2.SiC/SiC 复合材料.12 3.碳化硅材料在航发上的应用.16 3.1.SiC/SiC 耐热性能优异，将替代高温合金在航发上的应用.16 3.2.SiC/SiC 材料在国外航空发动机上的应用现状.18 3.3.CMC-SiC 复合材料在国内航空发动机上的研究现状.24 4.碳化硅材料作为吸波材料的应用.25 4.1.耐高温、耐

9、腐蚀新型吸波材料成为发展热点.25 4.2.碳化硅既能用作涂敷型吸波材料，也能用作结构性材料.26 4.3.碳化硅吸波材料的具体应用.28 5.碳化硅材料在核燃料元件中的应用.29 6.风险提示.33 图表目录 图 1 陶瓷基复合材料的界面示意图.8 图 2 界面层设计与复合材料力学性能的关系.8 图 3 先驱体转化法制备碳化硅纤维的过程.9 图 4 活性炭纤维转化法制备碳化硅纤维的过程.9 图 5 国产第一代 SiC 纤维(a)和第二代 SiC纤维(b)显微形貌.11 图 6 一维、二维、三维及非织造织物碳化硅纤维示意图.11 图 7 SiC/SiC 复合材料断裂后截面形貌：(a)韧性断裂；

10、(b)脆性断裂.12 图 8 PIP 工艺流程.13 图 9 CVI 工艺流程.13 图 10 MI 工艺流程.14 图 11 航空发动机传热增强和冷却技术的演变.16 图 12 先进发动机用材料发展趋势.16 图 13 发动机涡轮前进口温度与输出功率关系.17 图 14 航空发动机的发展与涡轮前进口温度.17 图 15 SiC/SiC 复合材料的显微结构.17 图 16 C/SiC 复合材料的显微结构.17 图 17 CMC-SiC复合材料在国外航空发动机中的应用.18 图 18 CMC在航空发动机热端应用情况.18 图 19 M88-2 用 CMC-SiC复合材料外调节片.20 图 20

11、F414-GE-400 用 CMC-SiC复合材料调节片及密封片.21 图 21 CMC燃烧室组件.21 图 22 SiC/SiC 复合材料燃烧室火焰筒.22 图 23 SiC/SiC复合材料柔性燃烧室.22 图 24 SiC/SiC 复合材料全环燃烧室.23 图 25 C/SiC 复合材料火焰稳定器.23 图 26 CMC-SiC复合材料涡轮导叶和动叶.23 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 4 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 图 27 F414 发动机 CMC 转子叶片.24 图 28 2022 年 1 月，国产陶瓷基复合材

12、料整体涡轮盘完成首次试飞.25 图 29 F-117A隐身战斗机.26 图 30 F-22隐身战斗机.26 图 31 F119 涡轮风扇发动机.29 图 32 F-35飞机三视图.29 图 33 三重 SiC包壳的结构和形貌.30 图 34 球形燃料元件与 TRISO 包覆燃料颗粒.31 图 35 棱柱形燃料元件与 QUADRISO 包覆颗粒.31 图 36 包覆颗粒弥散在 SiC基体中的燃料元件.32 图 37 含轴向阵列孔洞的 SiC燃料基体的制备过程.32 图 38 用于气冷快堆的弥散型燃料元件设计.32 表 1 耐温陶瓷基体的基本性能.6 表 2 常用陶瓷纤维的基本性能.6 表 3 三

13、代碳化硅纤维介绍.10 表 4 国外不同型号 SiC/SiC CMC 及其性能.14 表 5 SiC/SiC 复合材料加工工艺比较.15 表 6 陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用研究.19 表 7 吸波材料分类.26 表 8 SiC 纤维电磁改性法.28 表 9 典型包壳材料锆合金、镍基合金及碳化硅陶瓷的基本物理特性.30 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 5 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 1.1.陶瓷基复合材料陶瓷基复合材料（C CMCMC）是理想的高温结构材料是理想的高温结构材料 陶瓷基复合材料性能优异，是理想的高温结构

14、材料。陶瓷基复合材料性能优异，是理想的高温结构材料。陶瓷基复合材料（CMC）是指在陶瓷基体中引入增强材料，形成以引入的增强材料为分散相，以陶瓷基体为连续相的复合材料。连续纤维增强陶瓷基复合材料保留了陶瓷材料耐高温、抗氧化、耐磨耗、耐腐蚀等优点的同时，充分发挥陶瓷纤维增强增韧作用，克服了陶瓷材料断裂韧性低和抗外部冲击载荷性能差的先天缺陷。这类材料已成为航空航天、军事、医疗等多领域理想的高温结构材料，广泛应用于飞机发动机喷管、机翼护罩、导弹喷管、电磁窗、翼尖、尾舵、发动机涡轮等部件。相对于其他材料体系，陶瓷基复合材相对于其他材料体系，陶瓷基复合材料具有以下优点：（料具有以下优点：（1 1）轻质。）

15、轻质。陶瓷基复合材料密度低（仅为高温合金的 1/31/4），可用于燃烧室、调节片/密封片等部件，能够直接减轻质量 50%左右。（2 2）耐高温。）耐高温。陶瓷基复合材料的工作温度高达 1650，能够简化甚至省去冷却结构，优化发动机结构，提高发动机工作温度和使用寿命。在无冷却结构的条件下，可以在 1200长期使用。（3 3）优异的高温抗氧化性能。）优异的高温抗氧化性能。陶瓷基复合材料能够在高温环境，甚至是有氧环境下保持较高的稳定性，降低了热防护涂层的研制和应用成本。（4 4）优异力学性能。）优异力学性能。通过制备工艺优化，特别是界面层组分和结构设计，陶瓷基复合材料的力学性能相对于单相陶瓷而言，有

16、了质的提升。陶瓷基复合材料通常由增强纤维、界面层和陶瓷基体陶瓷基复合材料通常由增强纤维、界面层和陶瓷基体 3 3 部分组成部分组成，其性能由各部分本身性能及相互作用共同决定。下面三小节将详细介绍各部分的主要材料及对陶瓷基复合材料性能的影响。1.1.1.1.陶瓷基体陶瓷基体是复合材料重要的组成部分是复合材料重要的组成部分 陶瓷基体是复合材料重要的组成部分之一，其主要成分和结构对材料综合性能陶瓷基体是复合材料重要的组成部分之一，其主要成分和结构对材料综合性能具有重要的影响。具有重要的影响。一方面，陶瓷基体最先暴露于工作环境中，需承受温度、粒子、水氧等服役环境的考核；另一方面，在外部冲击载荷作用下陶

17、瓷基体最先承力并出现裂纹，其裂纹扩展方式是影响复合材料稳定性的重要因素。能够用作陶瓷基复合材料基体的陶瓷主要有 3 类：（1 1）以石英玻璃为代表的玻璃陶瓷基体）以石英玻璃为代表的玻璃陶瓷基体，如钙铝硅酸盐玻璃、锂铝硅酸盐玻璃、镁铝硅酸盐玻璃、硼硅酸盐及石英玻璃；（2 2）以）以 Al2O3Al2O3 基为代表的基为代表的氧化物基体材料氧化物基体材料，如 Al2O3、钇铝石榴石、ZrO2TiO2 基、ZrO2Al2O3 基等材料体系；（3 3）以）以 SiCSiC 基陶瓷为代表的非氧化物基体基陶瓷为代表的非氧化物基体，包括 SiC、Si3N4、BN 以及 Si-C-B-N复相陶瓷等，该类材料具

18、有强度高、硬度高、耐高温性能优异的特点。下表列出了目前主要用到的几种非氧化物基体（碳化硅、氮化硼、氮化硅）性能。氮化硼具有良好的力学性能，但烧结温度只有 1900左右；氮化硼陶瓷具有高的耐温性以及优异的介电性能，但力学性能较低；碳化硅陶瓷具有良好的耐高温性、力学强度以及抗氧化性。综上所述，制备综合性能良好的陶瓷基复合材料，选用碳化硅综上所述，制备综合性能良好的陶瓷基复合材料，选用碳化硅作为基体最佳。作为基体最佳。证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 6 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 表 1 耐温陶瓷基体的基本性能 基体基体 密度密

19、度（g/cm3g/cm3）弯曲强度弯曲强度（MPaMPa）弹性模量弹性模量（GPaGPa）相对介电常数相对介电常数 介电损耗角正切介电损耗角正切 相变温度（相变温度（）碳化硅碳化硅 3 3.17.17 7 70000 1 10000 1 10 0 0 0.7.7 2 2600600 氮化硅氮化硅 2 2.4.4 1 17171 9 98 8 5 5.6.6 0 0.001.001 1 1899899 氮化硼氮化硼 1 1.25.25 9 96 6 1 11 1 3 3.1.1 0 0.0003.0003 3 3000000 资料来源：快速成型 SiC 陶瓷基复合材料及其性能研究，华西证券研究所

20、 1.2.1.2.增强纤维增强纤维为主承力部分，对为主承力部分，对材料性能材料性能起起决定性作用决定性作用 纤维作为复合材料的主要承力部分，对材料的性能具有决定性作用。纤维作为复合材料的主要承力部分，对材料的性能具有决定性作用。其影响因素包括：纤维型号、纤维的体积含量以及纤维的编织方法等。由于陶瓷材料脆性强，若想要最大化发挥陶瓷材料的优点应用在更广阔的领域，必须对其进行增韧处理。常采用连续纤维增韧陶瓷基体，而高温复合材料的增强体必须具备耐高温、高强度和优异的介电性能等特点，以发挥纤维的增韧作用。常见的增强纤维包括石英纤维、碳纤维、碳化硅纤维、氧化物纤维等。表 2 常用陶瓷纤维的基本性能 种类种

21、类 生产厂家生产厂家 商品牌号商品牌号 组成（质量分数）组成（质量分数）/%纤维直纤维直径径/m/m 密度密度/（gcmgcm-3 3）拉伸拉伸强度强度 /GPa/GPa 拉伸拉伸模量模量/GPa/GPa 碳纤碳纤维维 TorayToray T T300300 -7 7.0.0 1 1.76.76 3 3.53.53 2 23030 T T700SC700SC -7 7.0.0 1 1.80.80 4 4.90.90 2 23030 T T800HB800HB -5 5.0.0 1 1.81.81 5 5.49.49 2 29494 T T1000GB1000GB -5 5.0.0 1 1.8

22、0.80 6 6.37.37 2 29494 M M40JB40JB -5 5.0.0 1 1.77.77 4 4.41.41 3 37777 M M60JB60JB -5 5.0.0 1 1.94.94 3 3.82.82 5 58888 TohoToho T Tenaxenax H HTA G30TA G30-500500 -7 7.0.0 1 1.76.76 3 3.92.92 2 23535 U UT500G30T500G30-700700 -6 6.9.9 1 1.80.80 4 4.81.81 2 24040 I IM600M600 -5 5.0.0 1 1.80.80 5 5.7

23、9.79 2 28585 H HM35M35 -6 6.7.7 1 1.79.79 2 2.94.94 3 34545 U UM40M40 -4 4.8.8 1 1.79.79 4 4.90.90 3 38080 U UM80M80 -4 4.1.1 1 1.97.97 3 3.33.33 6 65050 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 7 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 M Mitsubishi itsubishi RayonRayon T TR30SR30S -7 7.0.0 1 1.79.79 4 4.41.41 2 2

24、3535 T TR50SR50S -7 7.0.0 1 1.82.82 4 4.90.90 2 24040 M MR50R50 -6 6.0.0 1 1.80.80 5 5.30.30 2 29090 H HS40S40 -5 5.0.0 1 1.85.85 4 4.11.11 4 45050 碳化碳化硅纤硅纤维维 N Nippon ippon CarbonCarbon NicalonNicalon NLNL-200/201200/201 S Si i56.556.5C C31.231.2O O12.312.3 1 14 4 2 2.55.55 3 3 2 22020 H H-N Nicalo

25、nicalon S Si i62.462.4C C3 37 7.1 1O O0.50.5 1 14 4 2 2.74.74 2 2.8.8 2 27070 H H-N Nicalonicalon S S S Si i68.968.9C C3 30.90.9O O0.20.2 1 12 2 3 3.10.10 2 2.6.6 4 42020 U UBE BE IndustrialIndustrial Tyranno Tyranno Fiber ZMIFiber ZMI S Si i56.156.1C C3 34.24.2O O8.78.7 ZrZr1.01.0 1 11 1 2 2.48.48

26、3 3.4.4 2 20000 Tyranno Tyranno Fiber LoxFiber LoxM M S Si i55.455.4C C3 32.42.4O O10.210.2 TiTi2.02.0 1 11 1 2 2.48.48 3 3.3.3 1 18787 Tyranno Tyranno Fiber SFiber S S Si i50.450.4C C29.729.7O O17.917.9 TiTi2.02.0 8 8.5/11.5/11 2 2.35.35 3 3.3.3 1 17070 D Dow Corningow Corning S Sylramicylramic S S

27、i i66.666.6C C28.528.5O O0.80.8 B B2.32.3N N0.40.4TiTi2.12.1 1 10 0 2 2.95.95 3 3.4.4 2 28686 氧化氧化物纤物纤维维 3 3M M N Nextel 720extel 720 ALAL2 2O O3 3:85;SiO:85;SiO2 2:1515 1 1012012 3 3.4.4 2 2.1.1 2 26060 N Nextelextel 610610 ALAL2 2O O3 3:99:99 1 1012012 3 3.9.9 3 3.1.1 3 38080 N Nextel 055extel 055

28、 ALAL2 2O O3 3:73;SiO:73;SiO2 2:27:27 1 1012012 3 3.03.03 2 2.0.0 1 19393 N Nextel 440extel 440 ALAL2 2O O3 3:70;SiO:70;SiO2 2:28;B:28;B2 20 04 4:2 2 1 1012012 3 3.05.05 2 2.0.0 1 19090 资料来源：新一代发动机高温材料-陶瓷基复合材料的制备、性能及应用，华西证券研究所 1.3.1.3.界面层界面层作为纽带，作为纽带，影响影响复材增韧效果复材增韧效果 界面层是连接增强相纤维和连续相基体的纽带，界面层组分和结构决定纤

29、维与界面层是连接增强相纤维和连续相基体的纽带，界面层组分和结构决定纤维与基体之间的结合强度，决定了增韧效果。基体之间的结合强度，决定了增韧效果。陶瓷基复合材料在外部载荷作用下的断裂行为主要包括裂纹偏转、微裂纹形成、界面解离、纤维断裂以及纤维拔出等形式，其中纤维拔出是最重要的能量释放途径，而界面解离是纤维由基体拔出的前提条件。若界面结合力较强，陶瓷纤维难以起到增韧的效果，导致材料在外部载荷冲击下出现脆性断裂；若界面结合强度过低，基体无法通过界面将外部载荷传递到陶瓷纤维上，难以起到增强的作用。证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 8 19626187/2 1/2 0

30、1 902 28 16:59 陶瓷基复合材料的可设计性很大程度源于界面层，理想的界面层应具有以下功陶瓷基复合材料的可设计性很大程度源于界面层，理想的界面层应具有以下功能：能：（1）在制备过程中抑制或阻止物理收缩和化学反应对陶瓷纤维损伤；（2）缓解纤维与基体间界面残余热应力；（3）在复合材料遭受外部载荷冲击时，将载荷由基体传递至纤维，起到载荷传递作用；（4）改善界面结合强度，充分发挥界面解离、纤维拔出等能量耗散机制，使复合材料断裂时呈现假塑性特征。近年来用于复合材料制备的界面层体系主要有热解碳界面层（PyC）、BN 界面层、复合界面层。图 1 陶瓷基复合材料的界面示意图 图 2 界面层设计与复合

31、材料力学性能的关系 资料来源：快速成型 SiC 陶瓷基复合材料及其性能研究，华西证券研究所 资料来源：新一代发动机高温材料-陶瓷基复合材料的制备、性能及应用，华西证券研究所 2.2.碳化硅纤维及碳化硅纤维及 S Si iC/SC/Si iC C 复合材料复合材料 本章将主要介绍碳化硅纤维以及连续碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料(SiC/SiC 复合材料)的制备工艺和研制情况。2.1.2.1.碳化硅（碳化硅（SiSiC C）纤维纤维 碳化硅纤维性能良好，常用作耐高温材料和增强材料碳化硅纤维性能良好，常用作耐高温材料和增强材料。碳化硅纤维是一种以碳和硅为主要成分的高性能陶瓷材料，从形态上分为晶须

32、和连续碳化硅纤维，具有高温耐氧化性、高硬度、高强度、高热稳定性、耐腐蚀性和密度小等优点。与碳纤维相比，在极端条件下，碳化硅纤维能够保持良好的性能。由于其具有良好的性能，在航空航天、军工武器装备等高科技领域备受关注，常用作耐高温材料和增强材料。2.1.1.2.1.1.碳化硅纤维制备工艺碳化硅纤维制备工艺 碳化硅纤维的制备方法主要有先驱体转化法、化学气相沉积法（CVD)和活性炭纤维转化法 3 种。3 种制备方法各有优缺点，而且使用不同制备方法制备的碳化硅纤维也具有不同的性能。先驱体转化法是目前主要采用的先驱体转化法是目前主要采用的碳化硅纤维碳化硅纤维研制方法研制方法。先驱体转化法是由日本东北大学矢

33、岛教授等人于 1975 年研发，包括先驱体合成、熔融纺丝、不熔化处理与高温烧结 4 大工序，先驱体转化法制备碳化硅纤维需要先合成先驱体聚碳硅烷（PCS)。日本、美国等国家的材料制造公司积极利用该法将碳化硅纤维进行工业化生 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 9 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 产，逐渐形成了 3 代碳化硅纤维。先驱体转化法制备碳化硅纤维是目前采用比较广泛的一种方法，技术相对成熟、生产效率高、成本低，适合于工业化生产。图 3 先驱体转化法制备碳化硅纤维的过程 资料来源：碳化硅纤维国内外研究进展，华西证券研究所 化学化

34、学学气相沉积法学气相沉积法（CVDCVD 法）法）制备碳化硅纤维纯度较高，但由于直径较粗，较难制备碳化硅纤维纯度较高，但由于直径较粗，较难织成复合材料。织成复合材料。CVD 法的基本原理就是在连续的钨丝或碳丝芯材上沉积碳化硅。该方法的制备过程中，利用碳丝更为合适。一方面，碳的质量比钨的质量小，可以制得更轻的碳化硅纤维；另一方面，钨与碳化硅会发生化学反应，使得在高温环境下碳化硅纤维的强度变差。在碳丝上沉积碳化硅能够得到更稳定的碳化硅纤维及其复合材料。CVD 法制备的碳化硅纤维的纯度比较高，因此纤维在高温下的强度、抗蠕变、稳定性等性能良好。但是，与先驱体转化法相比，CVD 法制备的碳化硅纤维直径较

35、粗，无法进行编织，因此在利用纤维制成复合材料时比较困难。活性炭纤维转化法原料价格低廉，制备过程活性炭纤维转化法原料价格低廉，制备过程相对相对简单，适合工业化生产。简单，适合工业化生产。活性炭纤维转化法是在先驱体转化法和 CVD 法之后被研发出来的。主要包括制备活性炭纤维、高温反应气态氧化硅、热处理生产碳化硅纤维三步。因为制备活性炭纤维的原材料价格比较低廉，并且制备过程也比较简单，所以利用活性炭纤维转化法制备碳化硅纤维的成本较低。与先驱体转化法和 CVD 法相比，该方法更适用于工业化生产碳化硅纤维。此外，利用活性炭纤维转化法制备碳化硅纤维主要由碳化硅微晶构成，氧含量仅占 5.9%。由于氧含量的大

36、大降低，纤维的抗拉强度变大，能达到 1000MPa 以上。图 4 活性炭纤维转化法制备碳化硅纤维的过程 资料来源：碳化硅纤维国内外研究进展，华西证券研究所 2.1.2.2.1.2.SiSiC C 纤维纤维研制历经研制历经三代，国内技术达到国际水平三代，国内技术达到国际水平 三代三代碳化硅碳化硅纤维均已实现工业化生产，日本碳公司和宇部公司总产量占全球纤维均已实现工业化生产，日本碳公司和宇部公司总产量占全球 8 80%0%。根据结构组成和性能，SiC 纤维主要分为三代。目前国际上 SiC 纤维的生产企业主要集中在日本，包括日本碳公司(Nippon Carbon)和日本宇部公司(Ube Indust

37、ries)。两家公司的总产量占到全球的 80%左右。目前第一代、第二代和第三代 SiC 纤维均实现了工业化生产，其中 NipponCarbon 公司的纯 SiC 纤维(牌号 Nicalon)和 Ube Industries 公司的含钛、含锆、含铝等类型的 SiC 纤维(牌号 Tyranno)产量均达到 100 吨级，且基本保持稳定。证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 10 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 表 3 三代碳化硅纤维介绍 类型类型 工业化产品工业化产品 特点特点 第一代第一代 高氧、高碳SiC 纤维 以 Nippon C

38、arbon 公司的 Nicalon 200 纤维和 UbeIndustries 公司的 Tyranno LOX-M 纤维为代表 一代 SiC 纤维氧含量在 10wt%以上，纤维含有部分 SiCXOY相和游离碳。在惰性气氛中较高温度(高于 1200)下，该纤维内部的 SiCXOY 相会发生分解反应，并伴随SiC 晶粒的粗化，纤维内部产生大量孔洞和裂纹等缺陷，导致纤维力学性能急剧下降。在氧化气氛中，SiCXOY 相分解的同时，纤维表面开始氧化，生成的 SiO2 和逸出的CO 导致部分孔洞的形成，严重影响纤维的力学性能。在氧化温度为 1200时，纤维性能变得非常差，难以作为复合材料的增强纤维使用。第

39、二代第二代 低氧、高碳含量 SiC 纤维 以 Nippon Carbon 公司的 Hi-Nicalon 纤维和 Ube Industries 公司的 Tyranno LOX-E纤维、Tyranno ZM 纤维和 Tyranno ZE 纤维为代表 基于一代纤维中高氧高碳结构对热力学稳定性的影响，研究人员采用电子辐照等技术改进了不熔化处理工序，大幅降低了交联过程中氧元素的引入。相比于第一代 Nicalon型 SiC 纤维，Hi-Nicalon 纤维氧含量很低，无 SiCXOY 相存在，但是依旧富碳，主要由-SiC、无定型 SiC 以及游离碳相组成，提升了材料的高温稳定性。第三代第三代 近化学计量比

40、 SiC 纤维 以 Nippon Carbon 公司的 Hi-Nicalon S 纤维、UbeIndustries 公司的 Tyranno SA 纤维和美国 Dow Corning公司的 Sylramic 纤维等为代表 基于第二代纤维游离碳较多对纤维高温氧化气氛中稳定性的影响，Nippon Carbon 公司在 Hi-Nicalon 纤维的基础上进一步降低游离碳含量，研制成功接近 SiC 化学计量比的第三代 SiC 纤维，即 Hi-Nicalon S 纤维。该纤维主要组成为晶粒尺寸为亚微米级的-SiC 晶粒，此外包含少量游离碳和痕量氧。近化学计量比的组成形态显著提升了 SiC 纤维的模量，同时

41、纤维晶间相含量的降低则明显改善了材料的抗蠕变性能。第三代 SiC 纤维具有优异抗氧化性能和抗蠕变性能，显著拓宽了其在航空航天热端构件领域的应用。资料来源：快速成型 SiC 陶瓷基复合材料及其性能研究，华西证券研究所 国内国内 SiSiC C 纤维技术达到国际水平，工业化能力仍有差距。纤维技术达到国际水平，工业化能力仍有差距。目前，国内研制单位主要包括国防科技大学、厦门大学(含火炬电子科技股份有限公司)。总体而言，国内已经实现第二代、第三代 SiC 关键技术，但由于基础研究起步较晚，虽然取得了显著进步，但在质量稳定性和工业化能力方面与日本等发达国家的先进水平差距巨大。上世纪 80 年代开始，国防

42、科技大学在实验室开展先驱体热解转化方法制备 SiC 纤维的研究，经过近 30 年的艰难攻关，攻克了先驱体 PCS 的合成、多孔熔融纺丝、原丝不熔化及连续纤维高温烧成等关键技术，制得了第一代连续 SiC 纤维（KD-I 型纤维），纤维性能与日本 Nicalon 纤维性能相当。近年来，通过改进先驱体合成方法，建立非氧气氛不熔化处理方法（电子束辐照方法与活性气氛不熔化方法），制得了低氧含量的 SiC 纤维。通过制备工艺的改进，制得了第二代连续 SiC 纤维（KD-II 型SiC 纤维），性能相当于日本碳公司 Hi-Nicalon 水平，并已建立了中试生产线。厦门大学于 2000 年后也开展了 SiC

43、 纤维的相关研究。在第三代 SiC 纤维制备研究中，对 Tyranno SA 型和 Hi-Nicalon S 型 SiC 纤维均进行了初步探索其后，其 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 11 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 研发思路主要集中于 Hi-Nicalon S 型纤维的制备方法，并在 PCS 纤维的电子束辐照交联、还原气氛下的纤维烧成等方面取得了一定研究成果。火炬电子与厦门大学合作，已建立第二代、第三代 SiC 纤维材料 10 吨生产线，该技术属国内首创，处于国内、外同行业的领先水平。图 5 国产第一代 SiC 纤维(a

44、)和第二代 SiC 纤维(b)显微形貌 资料来源：连续碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料研究进展，华西证券研究所 随着碳化硅纤维生产链的不断扩大，应用范围不断拓展，市场随着碳化硅纤维生产链的不断扩大，应用范围不断拓展，市场规模快速扩容规模快速扩容。据 Stratistics MRC 预测，碳化硅纤维市场到 2026 年将增长至 35.87 亿美元，2017年至 2026 年的复合年增长率高达 34.4。而据 MarketsandMarkets 预计，全球陶瓷基质复合材料市场规模预计将从 2021 年的 88 亿美元增长到 2031 年的 250 亿美元，年复合增长率为 11.0%。发展中国家，

45、尤其是亚太地区（如中国、印度、新加坡和泰国）对陶瓷基体复合材料的需求不断增长，将推动市场增长。2.1.3.2.1.3.碳化硅纤维的应用碳化硅纤维的应用 碳化硅纤维作为一种纺织类纤维增强材料，通常以复合材料的形式应用于各个领域，被认为是很有应用前景的一种结构材料，它具有优良的电磁波吸收性，且具有高强高模、耐高温、抗氧化、耐腐蚀、抗蠕变等优点，其中，耐高温和优良的电磁波吸收性是最突出的两个优点。通常以一维形式的纤维、二维形式和三维形式的纤维集通常以一维形式的纤维、二维形式和三维形式的纤维集合体、非织造织物的形式应用于各个领域的各类零部件。合体、非织造织物的形式应用于各个领域的各类零部件。图 6 一

46、维、二维、三维及非织造织物碳化硅纤维示意图 资料来源：陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 12 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 1 1)以一维形式存在时以一维形式存在时，通常以短切或连续纤维的形式应用于军事、仪器仪表、汽车、宇航、航空、体育用品、电子信息、音响器材、窖炉材料、医卫用品等。在民用领域，碳化硅纤维已经应用到了日本的防盗和防火探测器探头中。2 2)以二维形式的纤维集合体存在时以二维形式的纤维集合体存在时，通常以平面织物形式应用于航天飞机、超高音运输机

47、的高温区和盖板，空间飞机或探测器发动机的平面翼板及前沿曲面翼板燃烧室，燃气涡轮发动机的静翼面、叶片、翼盘、支架和进料管，飞机以及高超飞行器的发动机喷口挡板、调节片、衬里、叶盘。实际应用中，德国“桑格尔”、法国“海尔梅斯”、美国 Solarturlinces、美国航天飞机系列、日本的 Hope-X、日本 IHI 公司制造的尾椎和消声器、日本 AMG 公司制造的燃烧室、法国 SNECMA 公司研制开发的军用飞机火焰稳定器、Weatline 涡轮叶片、飞机发动机“LEAP-X”、日本 AMG 燃料室、法国 Rafale 战斗机的 M88 发动机部分构件中都存在该形式的碳化硅纤维。3 3)以三维形式的

48、纤维集合体存在时以三维形式的纤维集合体存在时，通常以异形编织物的形式应用于飞机、巡航 弹的尾翼、头锥、鱼鳞板、尾喷管，一般是以碳化硅增强铝或碳化硅纤维与 PEEK混编织物的形式存在，其主要发挥优良的吸波性能，用作隐身材料。美国洛克希德公司的隐身战机 F-22 的 4 个直角尾翼，法国“幻影 2000”战斗机的 M53 发动机，法 国Alcore 公司的无人驾驶遥控隐身飞机“豺狼”，日本 IHI 公司生产的军用飞机上均有碳化硅纤维三维产品的身影。4 4)以非织造织物存在时以非织造织物存在时，通常以纤维毡的形式应用于核电站耐辐射材料及核聚变装置的第一堆壁、偏滤器、燃料包覆以及控制棒材料。在韩国、美

49、国和德国方程赛车的刹车盘上也有应用。碳化硅纤维的各种优良性能，赋予了其被广泛应用于各个领域的可能，使其能充分发挥自身的性能特点。2.2.2.2.S SiC/SiCiC/SiC 复合材料复合材料 S Si iC C/S Si iC C 复合材料综合性能优异，在航空、航天、核能等领域具有广泛的应用前复合材料综合性能优异，在航空、航天、核能等领域具有广泛的应用前景。景。SiC/SiC 复合材料是指在 SiCSiC 陶瓷基体陶瓷基体中引入 SiC SiC 纤维纤维作为增强相，进而形成以SiC 纤维为增强相和分散相、以 SiC 陶瓷为基体相和连续相的复合材料。SiC/SiC 复合材料的结构和组分特征决定

50、了该类材料继承保留了碳化硅陶瓷材料耐高温、抗氧化、耐磨耗、耐腐蚀等优点，同时通过发挥 SiC 纤维增强增韧机理，克服了材料固有的韧性差和抗外部冲击载荷性能差的先天缺陷。SiC/SiC 复合材料综合性能优异，在航空、航天、核能等领域具有广泛的应用前景，特别是在航空发动机燃烧室内衬、燃烧室筒、喷口导流叶片、机翼前缘、涡轮叶片和涡轮壳环等热端部位。图 7 SiC/SiC 复合材料断裂后截面形貌：(a)韧性断裂；(b)脆性断裂 资料来源：连续碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料研究进展，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 13 19626187/2 1/

51、2 01 902 28 16:59 SiC/SiC 复 合 材 料 的 制 备 工 艺 主 要 包 括 聚 合 物 浸 渍 裂 解 工 艺(Polymer Infiltration and Pyrolysis,PIP)、化 学 气 相 渗 透 工 艺(Chemical Vapor Infiltration,CVI)、熔渗工艺(Reactive Melt Infiltration,RMI)和浆 料 浸渍热压法（SlurryInfiltration and Hot-Pressing process，SIHP）等。PIP PIP 工艺工艺是近些年来研究较多、发展迅速的陶瓷基复合材料制备工艺之一，将聚

52、合物有机先驱体（溶液）浸渍至纤维预制体内部，进而高温裂解生成陶瓷基体，优点在于处理温度较低，近净成型，对于纤维的损伤较小。并且基体可设计性强，可在数次浸渍-裂解周期后得到易加工的中间产品，进行精细加工后再进行进一步致密化，适合制备形状复杂的大型构件。但陶瓷收率低、制造周期长、材料孔隙率高。图 8 PIP 工艺流程 资料来源：碳化硅纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料的发展现状及其在航空发动机上的应用，华西证券研究所 CVICVI 工艺工艺主要通过气相先驱体高温裂解，在纤维表面沉积获得致密化复合材料，通过该法制备的材料纯度高、基体一般具有完整晶体结构，力学性能优异。得到的复合材料外形基本由预制体决定，能

53、实现近净成型，制备形状复杂的部件；在同一沉积炉中，可依次进行界面相、基体以及构件表面涂层的沉积，制备变组分或变密度的复合材料，实现材料的优化设计。缺点在于沉积速率低、制造周期长、成本高、复合材料孔隙率高。图 9 CVI 工艺流程 资料来源：碳化硅纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料的发展现状及其在航空发动机上的应用，华西证券研究所 R RMIMI 工艺工艺最大的优点为能够通过一次成型制备致密且基本无缺陷的基体，而且预成型件与构件之间结构尺寸变化较小，被认为是快速、低成本制备近净成型复杂形状构件的有效途径。但该工艺的主要问题在于：熔渗过程温度较高，对纤维损伤较大；在熔融浸渗过程中，金属与氧气等反应形成致

54、密氧化物膜，阻碍金属进一步反应而在材料内部形成残留，可能会影响复合材料的高温稳定性。证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 14 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 图 10 MI 工艺流程 资料来源：碳化硅纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料的发展现状及其在航空发动机上的应用，华西证券研究所 各国对陶瓷基复合材料工艺都进行了详细的研究，其中日本拥有聚碳硅烷（PCS）和连续 SiC 纤维制备技术，主要开展 PIP 工艺制备纤维增强 SiC 复合材料的研究,特别是在 SiCf/SiC 复合材料制备上具有较高的研究水平；法国以 CVI 技术为主，且技

55、术水平属国际领先；德国以 RMI 和 PIP 技术为主,特别是 RMI 技术世界领先；美国对 PIP、CVI 和 RMI 工艺均有研究，且均有较高的研究水平，特别是 RMI 工艺，已经成为 GE 公司陶瓷基复合材料制备的主流工艺。国内碳化硅基复合材料制备以 CVI、PIP、RMI 技术为主，主要研究单位包括西北工业大学、航天材料及工艺研究所、西安航天复合材料研究所、中国科学院上海硅酸盐研究所、航空工业复合材料技术中心、国防科技大学等。其中，西北工业大学张立同院士团队与中国燃气涡轮研究院（现中国航发四川燃气涡轮研究院）合作开发的7001200长寿命自愈合碳化硅陶瓷基复合材料(CMC-MS)获得了

56、 2004 年度国家技术发明一等奖，在此基础上投入并建成了国内领先、国际先进的 CMC 构件工程化基地。表 4 国外不同型号 SiC/SiC CMC 及其性能 研制机构研制机构 牌号牌号 纤维类型纤维类型 制备工艺制备工艺 室温拉伸强度室温拉伸强度/MPMPa a 失效时长失效时长 美国美国 G GE E公司公司 Hypercomp PP-HN Hi-Nicalon MI 321 1000h/1200 Hypercomp SC-H Hi-Nicalon MI 358 1000h/1200 美国美国 N NASAASA N22 Sylramic CVI+MI 400 500h/1204 N24-

57、A Sylramic-iBN CVI+MI 450 500h/1315 N24-B Sylramic-iBN CVI+MI 450 500h/1315 N24-C Sylramic-iBN CVI+MI 310 1000h/1315 N26 Sylramic-iBN CVI+PIP 330 300h/1450 法国法国S SNECMANECMA A410 Hi-Nicalon CVI 200-315 600h/1200 A416 Hi-CVI 200-315 200h/1400 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 15 19626187/2 1/2 01 90

58、2 28 16:59 Nicalon-S 资料来源：碳化硅纤维增韧碳化硅陶瓷基复合材料的发展现状及其在航空发动机上的应用，华西证券研究所 S Si iC/SC/SiCiC 复合材料加工工艺包括复合材料加工工艺包括传统机械加工、超声波技术、激光加工技术、高传统机械加工、超声波技术、激光加工技术、高压水射流技术和电火花加工技术等。压水射流技术和电火花加工技术等。SiC/SiC 复合材料硬度高，材料由基体、纤维等多部分构成，具有明显的各向异性，加之复合材料的表面形貌、尺寸精度和位置精度等对构件的安全性、可靠性和使用寿命等都有重要影响，一般采用传统机械加工技术和特种加工技术相结合的方式实现材料的精确加

59、工。日本在陶瓷基复合材料铣削、切削、磨削、钻削等传统加工领域方面优势明显，美国、德国、英国、俄罗斯等国家在超声波加工、电火花加工、高压水射流加工以及激光加工等领域进行了深入研究。表 5 SiC/SiC 复合材料加工工艺比较 加工工艺加工工艺 工艺路线工艺路线 优点优点 劣势劣势 传统机械加工传统机械加工 基于传统的铣削、切削、磨削、钻削等金属材料加工技术，选择高硬度的金刚石刀具和加工程序对 SiC/SiC 复合材料进行加工，加工工艺的优化、刀具的选择、加工余量的设计是影响加工效果的重要因素 适宜于 SiC/SiC 复合材料机的型面加工，外形尺寸易于控制，材料表面光洁度高。不适宜于小尺寸、孔结构

60、的加工。研究表明，采用钻削制孔加工获得的SiC/SiC 复合材料孔结构表面不平整，存在微裂纹 超声波技术超声波技术 利用超声波振子引发工具产生超声频的纵向振动，在材料表面与高速运动的磨砂粒子撞击，从而对被加工表面进行抛磨，实现材料的微加工 加工损伤较小，加工质量高 加工效率低，适宜于孔结构和型腔成型加工 激光加工技术激光加工技术 主要以原子跃迁过程中释放出来的高能量光子为热源，照射到材料表面，光能转化为极高密度的热能，产生局部瞬时高温，导致材料熔化甚至气化实现去除 无需刀具和模具，属于非接触性加工技术 过程伴随较大的热应力，可能导致微裂纹的产生。此外，该工艺成本较高，不利于实现工程化应用 高压

61、水射流技术高压水射流技术 在高压高速水射流中加入超硬磨粒，形成高速冲击的液固两相高速射流，实现材料的加工 属于冷态切割，无热影响，不会产生热应力 该工艺分辨率低(一般高于 0.5mm)，高速超硬磨粒的冲击易引起崩边等结构缺陷及损伤，仅适用于复合材料的粗加工 电火花加工技术电火花加工技术 利用电极之间脉冲放电热效应实现对材料的去除加工 加工材料和工具无直接接触、无刀具磨损问题。对于非导电陶瓷材料，可采用电解液法和高压电法 在加工过程中存在有较大热影响，导致加工工件出现微裂纹和电极产生损耗等问题 资料来源：连续碳化硅纤维增强碳化硅陶瓷基复合材料研究进展，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报

62、告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 16 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 3.3.碳化硅材料在航发上的应用碳化硅材料在航发上的应用 3.1.3.1.S Si iC C/S Si iC C 耐热性能优异，将替代高温合金在航发上的应用耐热性能优异，将替代高温合金在航发上的应用 推重比是先进航空发动机的衡量指标，新型材料的应用是提高推重比的有效方推重比是先进航空发动机的衡量指标，新型材料的应用是提高推重比的有效方法。法。航空发动机是飞机的心脏，是飞机机动性、航程、可靠性、经济性等性能的主要决定因素之一，而推重比是衡量发动机技术水平和工作能力的综合指标之一。如何进一

63、步提高发动机推重比，降低服役成本等是现阶段各国研究的重点。国内外的研究表明在维持发动机布局和不改变常规金属材料的前提下，气动、热力、部件设计以及结构减重等技术手段的改进，最高只能将发动机的推重比提高到 14 左右。对于推重比 1215 及更高推重比的发动机，则必须在新材料、新工艺应用和新结构设计等方面取得更大突破。对于推重比 1520 的发动机，新材料、新工艺及相应新结构对提高推重比的贡献将高达 50%70%。图 11 航空发动机传热增强和冷却技术的演变 图 12 先进发动机用材料发展趋势 资料来源：陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展，华西证券研究所 资料来源：航空材料技术

64、的发展现状与展望，华西证券研究所 现有高温合金材料体系难以满足先进航发，陶瓷基复材成为最有应用潜力的材现有高温合金材料体系难以满足先进航发，陶瓷基复材成为最有应用潜力的材料。料。现有推重比 10 一级的发动机涡轮进口温度均达到了 1500，如 M88-2 型发动机涡轮进口温度达到 1577，F119 型发动机涡轮进口温度达到 1700左右，而目前正在研制的推重比 1215 的发动机涡轮进口平均温度将超过 1800以上。这远远超过了高温合金及金属间化合物的使用温度。目前，耐热性能最好的镍基高温合金材料工作温度达到 1100左右，而且必须采用隔热涂层，同时设计先进的冷却结构。因此，现有的高温合金材

65、料体系已经难以满足先进航空发动机，要发展具有更高推重比的航空发动机，必须开发新型轻质、高强度、耐高温、长寿命的发动机热端部件材料。陶瓷基复合材料能够满足上述要求，成为能够替代高温合金在发动机高温部件上应用最具有潜力的材料。证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 17 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 图 13 发动机涡轮前进口温度与输出功率关系 图 14 航空发动机的发展与涡轮前进口温度 资料来源：航发发动机用陶瓷基复合材料及制造技术，华西证券研究所 资料来源：陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展，华西证券研究所 从陶

66、瓷基体角度来看从陶瓷基体角度来看，以，以SiCSiC 基陶瓷为代表的非氧化物基体基陶瓷为代表的非氧化物基体，具有强度高、硬度高、耐高温性能优异的特点，特别是与制备技术较为成熟的 C 纤维和 SiC 纤维相容性较好，因此在航空发动机热端部件上取得了广泛的应用在航空发动机热端部件上取得了广泛的应用。以石英玻璃为代表的玻璃陶瓷基体本身耐高温性能较差，一般不适合作为航空发动机热端构件材料应用。而氧化物纤维增强陶瓷基复合材料具有广阔的应用前景，但受制于氧化物纤维的发展水平，限制了这类陶瓷基体材料在航发热端构件上的应用。从增强纤维角度来看，从增强纤维角度来看，碳化硅陶瓷基复合材料（CMC-SiC）主要包括

67、碳纤维增韧 碳化硅（C/SiC）和碳化硅纤维增韧碳化硅（SiC/SiC）。对于航空发动机，C/SiC 的使用温度为 1650 摄氏度，SiC/SiC 的使用温度为 1450，提高 SiC 纤维的使用温度可使 SiC/SiC 使用温度提高到 1650。由于 C/SiC 抗氧化性能较 SiC/SiC 差，国内外国内外普遍认为，航空发动机热端部件最终获得应用的应该是普遍认为，航空发动机热端部件最终获得应用的应该是 SiSiC C/S Si iC C。图 15 SiC/SiC 复合材料的显微结构 图 16 C/SiC 复合材料的显微结构 资料来源：新型碳化硅陶瓷基复合材料的研究进展，华西证券研究所 资

68、料来源：新型碳化硅陶瓷基复合材料的研究进展，华西证券研究所 与聚合物复合材料相比与聚合物复合材料相比，CMC-SiC 可提高强度和使用温度。与高温合金相比与高温合金相比，在无空气冷却和热障涂层的情况下，CMC-SiC 可降低冷却气流量 15%25%，提高工作温度 150350，潜在使用温度可达 1650，同时实现减重。与陶瓷材料相比与陶瓷材料相比，CMC-SiC 可改善脆性、缺陷敏感性并抑制缺陷体积效应，提高可靠性。与 Cf/C 复合材料相比，CMC-SiC 可提高抗氧化性、强度和使用寿命。由此可见，CMC-SiC 是高推重比航空发动机高温部件用最具潜力的关键热结构材料之一。研究表明，将 CM

69、C-SiC 用于 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 18 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 燃烧室、涡轮、加力燃烧室和喷管等热端部件，可使发动机工作温度提高 300500，结构减重 50%70%，推力提高 30%100%。3.2.3.2.S Si iC C/S Si iC C 材料材料在在国国外外航空发动机上的航空发动机上的应用应用现状现状 欧美等航空发达国家在航空发动机用 CMC-SiC 构件的研制与应用方面，遵循先静先静止件后转动件，先中温（止件后转动件，先中温（7 7001000001000）件后高温（）件后高温（1 100

70、0）件，先简单件后复）件，先简单件后复杂件杂件的发展思路，优先发展中温中等载荷（应力低于 120MPa）静止件（密封片调节片、内锥体等）；以此为基础发展高温中等载荷（应力低于 120MPa）静止件（火焰筒、火焰稳定器、涡轮外环、导向叶片等）；然后发展高温高载荷（应力高于 120MPa）转动件（涡轮转子、涡轮叶片等）。C CMCMC-S Si iC C 已在中温中等载荷静止件上得到已在中温中等载荷静止件上得到实际应用和批产。实际应用和批产。从 20 世纪 90 年代开始，欧美以推重比810一级航空发动机（如F119，EJ200，F414，M88-，TRENT800等）为演示

71、验证平台，对 CMC-SiC 构件进行了大量应用验证，历时二十余年目前仍在进行。考核结果表明，CMC-SiC 可使中等载荷静止件减重 50%以上，并显著提高其疲图 17 CMC-SiC 复合材料在国外航空发动机中的应用 资料来源：碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用需求及挑战，华西证券研究所 图 18 CMC 在航空发动机热端应用情况 资料来源：陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 19 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 劳寿命。总的来说，喷管调节片密封片等中

72、温中等载荷静止件已完成全寿命验证并进入实际应用和批量生产阶段；燃烧室火焰筒和内外衬等高温中等载荷静止件正进行全寿命验证，有望进入实际应用阶段；而涡轮转子和涡轮叶片等高温高载荷转动件尚处于探索研究阶段。表 6 陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用研究 发动机型号发动机型号 材料体系材料体系 应用部位应用部位 效果效果 M M88028802 SPECARBINOX A262 Cf/SiC 复合材料 外调节片 于 2002 年开始投入批生产，在国际上首次实现了陶瓷基复合材料在发动机上的应用 F F119119 SiC 复合材料 矢量喷管内壁板和外壁板 有效减重，从而解决飞机重心后移问题 F F414

73、414 SiC 复合材料 燃烧室 能够提供较大的温升，较长的寿命，需要的冷却空气较少 F F100100 SiC/SiC 密封片 累计工作时间 1300h，1200/100h，减重 60%。SiCf/SiC 材料比金属密封片具有更好的抗热机械疲劳性能 F F100100-PWPW-229229 SiC 基密封片 密封片 在 Pratt&Whitney（FL）和 Arnold（TN）空军基地进行了 600h 以上的地面试车试验，并在2005 年和 2006 年通过 F-16 和 F-15E 试飞试验 F F110110 SiC/SiC 调节片 累计工作时间 500h，1200/100h，增加推力

74、35。取样性能测试结果表明，SiCf/SiC 无明显损伤 X XTC76/3TC76/3 SiC/SiC 燃烧室火焰筒 火焰筒壁可以承受 1589K 温度 X XTC77/1TC77/1 SiC 复合材料 燃烧室火焰筒、高压涡轮静子叶片 改进了热力和应力分析；质量减轻，冷却空气量减少 X XTC97TC97 SiC 复合材料 燃烧室 在目标油气比下获得了较小的分布因子 X XTE76/1TE76/1 SiC/SiC 低压涡轮静子叶片 提高了强度和耐久性，明显减少了冷却空气需要量 E EJ200J200 SiC/SiC 燃烧室、火焰稳定器和尾喷管调节片 通过了军用发动机试验台、军用验证发动机的严

75、格审定，在高温高压燃气下未受损伤 TrentTrent800800 SiC 复合材料 扇形涡轮外环 可大幅度节省冷却气量、提高工作温度、降低结构重量并提高使用寿命 F F136136（装配（装配F F3535）CMC 涡轮 3 级导向叶片 耐温能力可达 1200，重量仅有镍合金的 1/3。可能是陶瓷基复合材料在喷气发动机热端部件上得到的首次商业应用 TrentTrent CMC 尾椎 截至 2013 年 1 月，运行 73h，未有热或结构应力问题发生 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 20 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 Lea

76、pLeap-X X CMC 低压涡轮导向叶片 质量仅为传统材料的 1/2 甚至更轻，但可以耐 1200以上的高温，并且不需要冷却，易于加工 资料来源：新一代发动机高温材料陶瓷基复合材料的制备、性能及应用，华西证券研究所 3.2.1.3.2.1.S Si iC/SC/Si iC C 复合材料在喷管部件上的应用复合材料在喷管部件上的应用 CMCCMC-SiCSiC 喷管调节片喷管调节片/密封片，已在国外密封片，已在国外 M53M53-2 2，M88M88，M88M88-2 2，F100F100，F119F119，EJ200EJ200，F414F414，F110F110，F136F136 等多种型号

77、军等多种型号军/民用航空发动机上成功试验并应用多年。民用航空发动机上成功试验并应用多年。早在 20 世纪 90 年代中期，法国 Snecma 公司研制的 Cf/SiC(SEPCARBINOXR A262)和SiC/SiC(CERASEPR A300)外调节片便成功应用于 M88-2 发动机，在验证了其寿命目标后，于 2002 年投入批量生产后期，Snecma 公司采用抗氧化 BN 界面和高性能 SiC 纤维开发出自愈合CMC-SiC(CERASEPR A410)，成功解决了氧化损伤对构件寿命的影响。Snecma 公司还与 PW 公司合作研制了 CMC-SiC 密封片，并在 F100 发动机上完

78、成了地面加速任务试验,累计工作 1300h，其中 1200/100h，实现减重 50%60%，表现出比金属件更好的抗热机械疲劳性能;转移到外场进行评估后，在 F100-PW-229 发动机上进行了飞行试验。目前，法国已实现 CMC-SiC 喷管构件向民用飞机(如空客 A380)发动机的推广应用。美国 NASA 研制的 CMC-SiC 调节片在 F110 发动机上累计工作 500h，其中 1200/100h，增加推力35%。GE公司与 Goodrich公司合作开发出用于 F414 发动机的 CMC-SiC 调节片和密封片，其中，Goodrich 公司负责提供 CMC-SiCGE 公司进行考核和评

79、估。目前，GE 公司已进行了相关飞行试验考核，累计工作 400h,1100/100h,增加推力 35%。为满足综合高性能涡轮发动机技术(integrated high per formance turbine engine technology,IHPTET)计划第 2 阶段和第 3 阶段的要求，PW、GE、Allison 等公司还以该计划验证机为平台对 CMC-SiC 调节片和密封片进行了验证。图 19 M88-2 用 CMC-SiC 复合材料外调节片 资料来源：碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用需求及挑战，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法

80、律声明 21 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 3.2.2.3.2.2.S Si iC/C/S Si iC C 复合材料在燃烧部件上的应用复合材料在燃烧部件上的应用 燃烧室和加力燃烧室均要承受高温、复杂应力、水氧腐蚀和热冲击等苛刻环境。燃烧室火焰筒、加力燃烧室内锥体和隔热屏为大型薄壁回转体结构，属中等载荷静止件，采用 CMC-SiC 可明显提高使用温度和减轻结构质量。国外国外 SiC/SiCSiC/SiC 燃烧室燃烧室/加力加力燃烧室部件燃烧室部件，已进行了全寿命演示验证，并进入工程应用阶段已进行了全寿命演示验证，并进入工程应用阶段，如 F136 和 F414 等发

81、动机燃烧室火焰筒、M88 发动机火焰筒和火焰稳定器等。美 国 在 综 合 高 性 能 涡 轮 发 动 机 技 术(IHPTET)计 划 中 将 带 环 境 障 涂 层(environmental barrier coatings,EBCs)的 SiC/SiC 用于燃烧室火焰筒和内外衬,并进行了多次地面试车试验，累计考核 15000h,最高考核温度达到 1200，并通过了全寿命 5000h 和高温段 500h 的测试，质量下降了 30%，并减少了 NOx和 CO 的排放。其中,第 5 次地面试车试验涂覆了联合研究技术中心(unitedtechnol ogies research center,U

82、TRC)制备的EBCs，经过13937h,61次启动循环的试车试验后，在火焰筒内壁上发现裂纹，从而终止地面试车试验。试验结果表明，EBCs 涂层可对燃气中的 CMC-SiC 提供有效的保护,使其寿命从 5000h 延长至 14000h 左右。带 EBCs 涂层的 CMC-SiC航空发动机高温构件的首次试验结果对航空发动机 30000h 使用寿命的目标具有里程碑意义。在 IHPTET 计划第 3 阶段的验证机 XTC97 上，Honeywell 与 GE 还考核验证了 CMC-SiC 高温升燃烧室。图 20 F414-GE-400 用 CMC-SiC 复合材料调节片及密封片 资料来源：碳化硅陶瓷

83、基复合材料在航空发动机上的应用需求及挑战，华西证券研究所 图 21 CMC 燃烧室组件 资料来源：陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 22 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 美国 GE 公司考核了 SiC/SiC 火焰筒，节约冷却空气 50%，减重 50%，减少 NOx排放 20%。GE 公司在 2015 年开始在 GEnx 发动机中测试 CMC-SiC 热端部件,并计划大规模采用 CMC-SiC 制备燃烧室衬里以及涡轮叶片，并应用于 GE9x 发动机，同时计划

84、在LEAP-X 等发动机中也采用 CMC-SiC 火焰筒。Soler 公司研发并验证了一种结构非常简单的 SiC/SiC 燃烧室衬套,该环形薄壁衬套位于金属机甲壳体内,并可与 Lamilloy 结构材料加工的外火焰筒一起组成先进的柔性燃烧室。为降低高温腐蚀环境对 SiC/SiC的影响，Soler 公司还研发了 EBCs 涂层，将 SiC/SiC 衬套寿命提高了 23 倍。此外，美国还将 CMC-SiC 作为高速民用运输机发动机燃烧室内衬的最佳材料,以减少 NOx的释放。法国 Snecma 公司除将 SiC/SiC 调节片成功运用到 M88-2 发动机外，还积极开发SiC/SiC 燃烧室火焰筒。

85、Snecma 公司研制的 SiC/SiC 全环燃烧室(CERASEP A415)已通过 180h 的发动机测试(600 个循环,最大状态 100h),研制的火焰稳定器(CERASEP A410)已通过 1180,143h 的测试，构件结构完整,无损伤。Snecma 公司还首次设计和制造了 CFM56-C 发动机用 SiC/SiC 混合器,减重 35%，并通过了 700 个发动机循环试验，包括 200h 发动机试车和 70h 试飞，目标用于 A380 等飞机。图 22 SiC/SiC 复合材料燃烧室火焰筒 资料来源：碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用需求及挑战，华西证券研究所 图 23 S

86、iC/SiC 复合材料柔性燃烧室 资料来源：碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用需求及挑战，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 23 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 图 24 SiC/SiC 复合材料全环燃烧室 图 25 C/SiC 复合材料火焰稳定器 资料来源：碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用需求及挑战，华西证券研究所 资料来源：碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用需求及挑战，华西证券研究所 3.2.3.3.2.3.S Si iC/SC/Si iC C 复合材料在涡轮部件上的应用复合材料在涡轮部件

87、上的应用 提高复合材料的开裂应力和高温耐腐蚀及抗冲刷性提高复合材料的开裂应力和高温耐腐蚀及抗冲刷性是是CMCCMC-SiCSiC涡轮导向叶片的研涡轮导向叶片的研究重点。究重点。涡轮导向叶片工作温度和应力水平高，燃气冲刷严重，热力氧化条件恶劣。传统的 C/SiC 或 SiC/SiC 开裂应力低，在高温高应力和恶劣的热力氧化环境下，将导致材料氧化严重，快速失效，必须采用 EBCs 涂层延长其使用寿命。因此，提高复合材料的开裂应力和高温耐腐蚀及抗冲刷性能成为 CMC-SiC 涡轮导向叶片的研究重点。美国在 EPM 和 UEET 计划的支持下，发展了新的陶瓷纤维(Sylramicm，Dow cor n

88、ing)、界面技术(BN 界面、BN/SiC 界面)、基体致密化技术和先进 EBCs 涂层技术等，有效地解决了部分问题,制备的 SiC/SiC 导向叶片在可模拟发动机服役环境的 NASA Glenn 高压燃烧环中进行了测试，试验结果表明 SiC/Sic 导向叶片可在恶劣的燃烧环境下承受1000h 的考核试验。CMCCMC-SiCSiC 在航空发动机转动件上得到成功验证。在航空发动机转动件上得到成功验证。在 IHPTET 计划第 3 阶段，GE 和 AADC公司在验证机XTE-77 上采用CMC-SiC高压涡轮导向叶片,与镍基高温合金相比，质量减轻 50%，冷却空气量减少 20%。GE 公司采用

89、 SiC/SiC 制备了第 3 级低压涡轮导向叶片，并在 F136 等发动机上进行了验证，使用温度达到 1204，减重 70%，冷却空气减少了 50%。GE 公司在 F414 发动机上开展了 500 个发动机工作循环的 CMC-SiC 涡轮导叶和动叶试验，这是 CMC-SiC 首次在航空发动机转动件上的成功验证。GE 公图 26 CMC-SiC 复合材料涡轮导叶和动叶 资料来源：碳化硅陶瓷基复合材料在航空发动机上的应用需求及挑战，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 24 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 司还试验了

90、SiC/SiC 无冷却涡轮动叶,其耐温性明显高于带冷却叶片,该技术拟用于F136 发动机未来发展型，并将推广应用于 GE9X 发动机高压涡轮第 2 级动叶。1998 年,日本在先进材料气体发电机(advancedmaterial gas generator,AMG)计划中研制的涡轮叶片通过了 700,燃气环境，386m/s 的转动实验，没有损伤。2003年，日本在 ESPR 计划中研制了 CMC-SiC 涡轮叶片,并探索了涡轮转子的制造技术。此外，Honeywell 公司为有限寿命无人机设计的 XTL57/1 开发了整体式陶瓷涡轮叶片，并成功通过了 155%转速的超转破裂试验，其低压涡轮叶片和

91、高斜率过渡段均采用了陶瓷材料。3.3.3.3.C CMCMC-S Si iC C 复合材料在国内航空发动机上的研究现状复合材料在国内航空发动机上的研究现状 在在 C CMCMC-S Si iC C 制备技术制备技术方面，国内方面，国内已接近国际先进水平。已接近国际先进水平。国际普遍认为，CMC-SiC是航空发动机高温结构材料的技术制高点。CMC-SiC 的水平可反映国家的武器装备水平。我国高推重比航空发动机的研究起步较晚，但是，近年来国内已经全面突破了CMC-SiC 及高性能 SiC 纤维制备技术,材料性能已达到或接近国际先进水平，并进行了航空发动机多种构件设计、研制与考核，虽尚需深入开展系统

92、工作，且应用考核也缺乏经费支持，但应用研究还是取得了重大进展，积累了一定的工程应用研究经验,以西北工业大学、中国科学院上海硅酸盐研究所、航空工业复合材料技术中心等为代表的高等院校、研究所研制的燃烧室浮壁瓦片模拟件，全尺寸喷管调节片等分别进行了试验台短时考核和发动机短期挂片试车考核,构件热态性能良好，已进入应用验证阶段,为 CMC-SiC 的工程应用奠定了坚实基础。在在 CMCCMC-SiCSiC 航空发动机构件应用方面，国内与发达国家仍有航空发动机构件应用方面，国内与发达国家仍有 20302030 年差距。年差距。尽管从 20 世纪 80 年代开始我国就将 CMC-SiC 应用技术研究列为重点

93、发展领域，2022 年1 月，由西工大使用国产新型陶瓷基复合材料打造的航空发动机整体涡轮盘成功完成首次飞行试验验证，这也是国内陶瓷基复合材料转子件首次配装平台的空中飞行试验，标志着我们航空发动机的关键技术又取得了一项重要突破。这也有利于推动陶瓷基复合材料部件在无人机/靶机上大规模应用。不过，至今我国在 CMC-SiC 的应用范围和累计考核时间等均非常有限，与国外工程化应用研究存在巨大差距。目前，国内图 27 F414 发动机 CMC 转子叶片 资料来源：陶瓷基复合材料在航空发动机热端部件应用及热分析研究进展，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明

94、25 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 CMC-SiC 航空发动机构件应用研究与发达国家差距在 2030 年，而且西方国家已经进入加速发展的阶段。4.4.碳化硅材料碳化硅材料作为吸波材料的应用作为吸波材料的应用 4.1.4.1.耐高温、耐腐蚀新型吸波材料成为耐高温、耐腐蚀新型吸波材料成为发展发展热点热点 随随雷达探测系统的雷达探测系统的的发展和应用，隐身技术得到重视的发展和应用，隐身技术得到重视。现代无线电技术和雷达探测系统的迅猛发展，极大地提高了飞行器探测系统的搜索、跟踪目标的能力。传统的作战武器系统受到的威胁越来越严重，隐身技术作为提高武器系统生存、突防，尤其是

95、纵深打击能力的有效手段，谋求武器装备的隐身化已成为军事强国角逐军备高新技术的热点。采用采用隐身材料隐身材料技术技术是当前最有效是当前最有效可行可行的雷达隐身手段的雷达隐身手段。隐身技术的确切含义是低可测技术，分为雷达隐身、红外隐身、声学隐身和可见光隐身等技术。其中雷达隐身技术的研究及其应用一直受到世界各国的高度重视。雷达隐身技术可以降低飞机、坦克、导弹以及舰艇等大型武器装备的信号特征。其主要是降低雷达截面积（RCS），实现目标隐身方法主要有外形隐身和材料隐身技术。外形隐身技术难度较大，成本高，容易使目标的结构性能劣化，而采用隐身材料技术相对简单，设计难度低。众所周知，美国 F-117A 隐身战

96、斗机上，外形隐身是减缩 RCS 的主要手段。但实践证明，过分强调外形隐身必将降低飞机的机动性和敏捷性。而在 F-22 的外形设计中，则采用了外形隐身和材料隐身相结合的折衷方案，外形隐身已不显得突出，材料隐身的应用得以加强。这表明吸波材料在现代隐身技术中的作用将更为显著。图 28 2022 年 1 月，国产陶瓷基复合材料整体涡轮盘完成首次试飞 资料来源：中国航发动研所，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 26 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 图 29 F-117A 隐身战斗机 图 30 F-22 隐身战斗机 资料来源

97、：百度百科，华西证券研究所 资料来源：百度百科，华西证券研究所 除降低目标信号以外，新型吸波材料还需具备耐高温及耐腐蚀性。除降低目标信号以外，新型吸波材料还需具备耐高温及耐腐蚀性。雷达隐身材料技术的发展，可以有效降低目标的特征信号，对提高武器装备的生存与突防能力具有重要意义。对一些应用于特殊环境中的隐身材料，要求材料具有良好的热稳定性和耐腐蚀性。例如，高速飞行隐身战机的发动机屋喷管、机翼边缘和最锥帽等部位会面临高温氧化、高低温反复冲击的考验：军舰长期服役于海洋中，其舰体外壳材料在潮湿、盐雾、酸碱度高的海洋环境中容易被腐蚀。新型吸波材料应具有质量轻、吸收能力强、有效吸波频带宽和物理化学性质稳定的

98、特点，可满足武器装备在不同环境下长期服役的要求。4.2.4.2.碳化硅碳化硅既既能用作涂敷型吸波材料，也能用作结构性材料能用作涂敷型吸波材料，也能用作结构性材料 吸波材料按其成型工艺和承载能力，可分为涂敷型吸波复合材料和结构型吸波吸波材料按其成型工艺和承载能力，可分为涂敷型吸波复合材料和结构型吸波复合材料复合材料，后者逐渐成为新的发展趋势，后者逐渐成为新的发展趋势。涂敷型吸波复合材料施工方便，成本低，适应于复杂外形，缺点是耐候性差，粘结性差，不能经受高温。雷达结构吸波复合材料是由吸波材料和能透过雷达波的刚性材料相组合而成的，除了具有吸波和承载功能外，还有利于拓宽吸波频带，不增加重量等优点，有取

99、代涂敷型雷达吸波复合材料的趋势，因而成为吸波材料研究的重点。表 7 吸波材料分类 分类方法分类方法 类别类别 介绍介绍 材料成型材料成型工艺工艺 涂敷型吸波材料 涂敷型吸波材料是粉体的吸波剂(通常是金属或铁氧体等磁性粉末)，通过结合剂的使用形成吸波涂层连续而牢固地附着于目标表面，其中吸波剂直接决定了材料吸波性能。吸波涂层可以是单层也可以是多层，通过改变各层的组分、厚度及吸波涂层的结构，可以达到调节吸波频带、增强吸收强度的效果。涂敷型吸波材料有使用方便、成本低、外形适应性强等优点，缺点是面密度大、耐候性及耐热性较差、附着力低等。结构性吸波材料 结构型吸波材料是成型的、有一定强度的吸波材料，通常是

100、在结构材料中分散粉体或纤维状的吸波剂得到的复合材料，又称超材料吸波体。它不仅可以吸收、减少雷达波反射，还可以承担载荷，成型为各种复杂的形状。通过将材料的形状设计，将材料做成具有一定几何形状的结构如角锥状、证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 27 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 孔状、蜂窝状等，可以起到提高吸收强度和吸收范围的作用。结构型吸波材料的主要优点是外形可设计性强、有承载能力、增重小等。由于结构型吸波材料的众多优势，结构功能一体化是吸波材料发展的趋势。吸波原理吸波原理 吸收型吸波材料 吸收型吸波材料是指当电磁波入射到材料内部

101、时，电磁波的能量会由于吸波材料的电阻损耗、介电损耗及磁损耗等损耗机制被耗散掉的一类材料。吸收型吸波涂层的响应频带一般相对较宽。干涉型吸波材料 干涉型吸波材料是依据电磁波相干涉原理设计的。垂直入射到涂层表面的电磁波，有反射和进入涂层内部两部分，而进入到涂层内部的那部分电磁波则会在涂层与自由空间和金属基体之间的界面发生二次和多次反射，且会有部分电磁波重新穿过涂层与自由空间的界面进入自由空间。当多次反射波与一次反射的电磁波的波程差等于入射电磁波半波长的奇数倍，且相位差达到 180时就会引起干涉，从而发生干涉衰减。干涉型吸波涂层的缺点是仅适合于高频下的窄频带吸收。材料材料 传统吸波材料 包括铁氧体、金

102、属颗粒、钛酸盐、碳化硅、石墨、导电纤维等。新型吸波材料 包括纳米材料、多晶铁纤维、“手征”材料、导电高聚物及电路模拟吸波材料等。使用温度使用温度 常温型 400 资料来源：碳化硅陶瓷复合材料的制备及其吸波性能研究、碳化硅及其复合材料的制备与电磁波吸收性能研究，华西证券研究所 雷达涂敷型隐身复合材料雷达涂敷型隐身复合材料主要由吸波剂和基体材料构成，吸波剂是起吸收与反射电磁波作用的物质，吸波材料的吸波能力与吸收剂的吸收能力有密切关系。以碳以碳化硅为吸收剂主体的吸波材料主要包括碳化硅粉末为吸收剂的吸波材料和碳化硅纤化硅为吸收剂主体的吸波材料主要包括碳化硅粉末为吸收剂的吸波材料和碳化硅纤维为吸收剂的结

103、构型吸波材料。维为吸收剂的结构型吸波材料。以碳化硅粉末为吸收剂的吸波材料是由金属硅粉末、碳化硅粉末、氮化硼粉末以及碳粉末混合而成的烧结体，不仅吸波性能好，而且克服了以铁氧体为吸收剂的吸波材料耐热性、耐冲击性能差的缺点，并具有很好的机械性能。以碳化硅纤维为吸收剂的吸波材料不仅强度高、耐热、耐化学腐蚀性能好，而且在高频段具有较好的吸收性能。雷达结构型吸波材料雷达结构型吸波材料是在隐身技术基础上发展起来的多功能复合材料，具有承载和减少雷达反射截面的双重功能。结构型吸波材料一般由具有不同电磁特性和力学性能的树脂基体、增强纤维、吸收剂组成，其原材料筛选、结构设计必须兼备结构和吸波的功能。目前，结构型吸波

104、材料正向着红外与雷达隐身兼容及多功能、宽频带方向发展。以碳化硅纤维为吸波功能体的结构型复合材料在强度、耐热性和耐化学腐以碳化硅纤维为吸波功能体的结构型复合材料在强度、耐热性和耐化学腐蚀性方面是极好的，并且能得到满意的宽频带吸收性能。蚀性方面是极好的，并且能得到满意的宽频带吸收性能。碳化硅纤维具有耐高温、密度小、强度高等优点，应用时可制成编织布、网等，在不同层中把它们平行排列，然后分层再与树脂结合，形成电磁波吸收层。由于其电阻率在 1105cm 之间，高电阻率限制了它的吸波效率。但通过与碳纤维复合制得的结构型吸波复合材料既耐高温、抗氧化，还具有优异的力学性能和吸波性能。由于传统由于传统SiCSi

105、C材料的电导率和介电损耗较低，通过对碳化硅纤维的电磁进行改性材料的电导率和介电损耗较低，通过对碳化硅纤维的电磁进行改性可以提高其吸波性能。可以提高其吸波性能。通常采用表面改性、掺杂异元素(物理掺杂法和化学掺杂法)、证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 28 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 高温处理等方法来调整 SiC 纤维的电阻率。碳化硅纤维的表面改性主要是指在碳化硅纤维表面沉积或涂覆含介电损耗的树脂或导电层(如碳层、镍层以及其它金属层),从而改善其电磁性能。化学掺杂改性是通过在 SiC 纤维内掺杂一些具有良好导电性的元素或物相,从

106、而调节 SiC 纤维的介电损耗和吸波能力。表 8 SiC 纤维电磁改性法 方法方法 介绍介绍 高温处理法高温处理法 纤维经 1400 高温处理后网络中会析出更多的游离碳粒子使纤维的电阻率大大降低、介电损耗增加从而具有一定的吸波性；但 SiC 纤维内部的 O 会与 Si、C 等元素反应生成 CO、SiO 等小分子气体使纤维的质量损失率达到2030力学性能严重下降从而失去其作为复合材料增强剂的应用价值 表面处理法表面处理法 在 SiC 纤维表面涂覆含介电损耗树脂或沉积导电层（如碳层、镍层）可以降低其电阻率 掺杂异元素法掺杂异元素法 物理掺杂 在 PCS 先驱体中引入各向异性沥青、Ti、Ni 粉等经

107、熔融纺丝、不熔化及烧成处理制成 SiC-C 纤维，纤维的电阻率在 101105cm 范围内连续可调；但纤维拉伸强度随之降低 化学掺杂 在合成过程中加入有机金属化合物，如采用聚二甲基硅烷和二茂铁合成了聚铁碳硅烷（PFCS）经熔融纺丝、不熔化处理和高温烧成制得 SiFeCO 纤维。二茂铁添加量的增加、裂解温度的提高、保温时间的延长有利于提高纤维的吸波性能。由此种纤维增强的结构吸波材料样板在 218GHz 范围具有较好的吸波性能 改变纤维截面形状法改变纤维截面形状法 用非圆形（棱角的方形或三角形横截面）特种纤维与玻璃纤维混杂编织成的三向织物就象微波暗室结构一样有许许多多微小的锥角具有良好的吸波性能

108、资料来源：具备雷达吸波功能的碳化硅纤维的研究进展，华西证券研究所 4.3.4.3.碳化硅吸波材料的具体应用碳化硅吸波材料的具体应用 SiCSiC 是最重要的高温吸波材料之一，是最重要的高温吸波材料之一，SiC/SiCSiC/SiC 复合材料的高强度和抗氧化性使其复合材料的高强度和抗氧化性使其成为最重要的热结构材料之一。成为最重要的热结构材料之一。高温构件雷达隐身问题是制约我国战机和导弹等先进武器装备发展的瓶颈，传统的磁性粒子填充高分子吸波材料在高温下会发生性能下降和化学分解，无法满足超高音速飞行器表面超高音速飞行器表面、发动机尾喷口、发动机尾喷口、巡航导弹冒头端巡航导弹冒头端等武器装备高温部位

109、的隐身需求，严重限制了全方位隐身技术的发展，亟待发展耐高温、抗氧化、力学性能优异的吸波材料。而 SiC 纤维综合性能优异，通过调整高温介电参数后能有效赋予飞行装备良好的隐身性能。与 C/SiC 相比，SiC/SiC 不但具有更高的力学性能、更好的抗氧化性能和更长的高温使用寿命，还具有更好的吸波性能。在飞机在飞机器表面器表面上，上，SiSiC C 可用于飞机尾翼、平面翼板及前沿翼板、高温区盖板、刹可用于飞机尾翼、平面翼板及前沿翼板、高温区盖板、刹车盘等多个部件。车盘等多个部件。美欧等国已将雷达隐身碳化硅纤维增强陶瓷基复合材料用于先进战机。其在高于 1000的环境下还具有良好的吸波性能。日本碳公司

110、已推出几种电阻率不同的 SiC 纤维；日本宇部公司制造的、商品牌号为“Tyranno”的 SiC 纤维也是一种具有吸波功能的陶瓷纤维。法国 Alore 公司制造的无人驾驶飞机大量采用了这种纤维。洛克希德公司用 SiC 纤维编织物增强铝板制造了 F-22 的四个直角尾翼。证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 29 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 SiSiC C 用于发动机尾喷管、涡轮叶片等，能大幅提升发动机用于发动机尾喷管、涡轮叶片等，能大幅提升发动机外露构件的外露构件的隐身能力。隐身能力。发动机尾喷管通常是飞机的外露构件，不但对飞机

111、的后向雷达散射截面影响较大，而且是飞机的重要红外辐射源之一。红外探测主要在 35um 和 814um 两个大气窗口波段，当发动机尾喷管调节片的壁面温度在 4801000之间，其热辐射能量主要分布在 35um 以下。因此，降低发动机的电磁波和红外信号特征,对提高飞机的隐身性能具有十分重要的意义。SiC 纤维是耐高温抗氧化的陶瓷纤维，当其日阻率为100104cm 时，对 8.212.4GHz 波段的雷达波具有最佳的吸收效果。由于 SiC 纤维含硅，能有效地减弱发动机的红外信号。PW 公司已将验证的 SiC/SiC 调节片和密封片用于改进F119发动机，以实现减重、隐身并提高其耐久性等。美国采用CM

112、C-SiC制备了轴对称喷管,通过采用冷却结构和锯齿结构尾缘，实现了低可探测性，大幅减少了喷管的红外信号和雷达信号，并将其应用于 F-35 飞机。图 31 F119 涡轮风扇发动机 图 32 F-35 飞机三视图 资料来源：百度百科，华西证券研究所 资料来源：百度百科，华西证券研究所 目前，国内在碳化硅吸波材料方面已有研究成果。目前，国内在碳化硅吸波材料方面已有研究成果。国防科技大学在陶瓷前驱体、SiC 纤维生产以及 PIP 工艺等方面的研究取得了优异成绩，已经成功制备出能在 1000使用的高温吸波结构材料，有效吸收频段覆盖 218GHz。火炬电子与厦门大学合作，通过技术独占许可方式及自主研发方

113、式，目前已经建设完成宽频吸波纤维 5 吨级产能产业化生产链，在国内处于领先地位。5.5.碳化硅材料在核燃料元件中的应用碳化硅材料在核燃料元件中的应用 随着对核反应堆安全问题的重视，随着对核反应堆安全问题的重视，新型包壳材料得到关注。新型包壳材料得到关注。核电厂产生的能量来自于燃料元件，核裂变产生的放射性裂变产物主要滞留在燃料元件内部，因此，燃料元件是反应堆的核心部件，直接影响核反应堆的经济性和安全性。当前在建和运行的核反应堆大多为轻水反应堆，锆合金是轻水反应堆燃料元件的重要组成部分，目前的商业水堆核电站几乎全部用锆合金作为燃料元件的包壳材料。然而随着对反应堆安全问题的日益重视，锆合金包壳本身的

114、一些问题包括水中的腐蚀、吸氢和芯壳反应等，使得对新型包壳材料的探索成为了一个重要研究方向。碳化硅碳化硅 SiSiC C 为包壳或为包壳或基体材料的新型燃料元件成为新的研究热点。基体材料的新型燃料元件成为新的研究热点。以碳化硅 SiC为包壳或基体材料的新型燃料元件的概念设计和制备成为了核燃料元件领域一个新的热点。SiC 具有高温强度大、硬度高、耐磨损性好、抗热冲击性好、热导率大以及抗氧化性强和耐化学腐蚀等优良特性，并且其小的中子吸收截面，低的固有活性和衰变热，使其适用于核反应堆领域。SiC 具有非常好的辐照尺寸稳定性，-SiC 经8001000中子辐照后仅表现出 0.2%的蠕变,因而其在核能领域

115、的用途也在不断拓展。证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 30 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 表 9 典型包壳材料锆合金、镍基合金及碳化硅陶瓷的基本物理特性 锆合金锆合金 镍基合金镍基合金 SiSiC C 基复合材料基复合材料 典型牌号典型牌号 Zr-4 合金 因科镍（Inconel)690-SiC、-SiC 密度密度/(gcm3)/(gcm3)6.55 8 3.21 熔点熔点/17001800 1400 2800+/-40 热中子吸收截面热中子吸收截面/b/b 0.24 2.9 0.12 耐腐蚀性能耐腐蚀性能 耐水腐蚀性能优 耐

116、水腐蚀性能优 抵抗热蒸气腐蚀性能强 热导率热导率/W/(mk)/W/(mk)1718(T=300800K)14.4(T=573K)33.5502.4 热膨胀系数热膨胀系数/10/10-6/K6/K 5.65（线膨胀系数，T=373K)12.8(T=273K)4.04.8(T=2981500K）弹性模量弹性模量/Gpa/Gpa 98101 209 400440 泊松比泊松比 0.38 0.31 0.19 比热容比热容/J/(kgK)/J/(kgK)281(T=298K)415(T=298K)670(T=298K)典型牌号典型牌号 Zr-4 合金 因科镍（Inconel)690-SiC、-SiC

117、资料来源：反应堆用 SiC 陶瓷基复合包壳材料研究进展，华西证券研究所 S Si iC C 材料可用于轻水反应堆领域。材料可用于轻水反应堆领域。SiC 可耐受更高的中子注量，以 SiC 为包壳的燃料棒可以在更高的温度、功率水平和更长的循环周期条件下运行，突破锆合金包壳元件的燃耗极限，并保证事故条件下大的安全余量。新型水堆燃料元件结构和基本尺寸为 3 层包壳结构。第一层为化学气相沉积法制备的块体 SiC 管，是阻挡裂变产物释放的第一道屏障，该层和燃料棒之间留有一定间隙以存储部分气体裂变产物。中间层为纤维增强的 SiC/SiC 复合材料，该层首先是将 SiC 纤维编织在内层 SiC 管上，然后通过

118、化学气相渗透方法制备 SiC 基体。中间层可以保护内层的 SiC 管免受外部损伤，增强内层 SiC 管在辐照产生拉应力条件下的强度，同时可以阻挡裂纹扩展。最外层为环境保护层，防止冷却介质对复合材料层的腐蚀。燃料棒的末端用 SiC 材料封装，保证整个元件的密封性。图 33 三重 SiC 包壳的结构和形貌 资料来源：碳化硅材料在核燃料元件中的应用，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 31 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 S Si iC C 材料可用于材料可用于轻水反应堆轻水反应堆。高温气冷堆采用氦气作冷却剂,石墨作为慢

119、化剂和堆心结构材料，燃料为包覆颗粒弥散在石墨基体中的全陶瓷型元件,堆芯氦气出口温度可以达到 950。高温气冷堆是第四代先进反应堆堆型，固有安全性是其设计的基本理念，全陶瓷的 TRISO 型包覆颗粒是高温气冷堆核电站安全性的重要保障。高温气冷堆元件主要有球形和棱柱形两种,每个元件的燃料区由近万个包覆燃料颗粒弥散在石墨基体中构成。包覆颗粒的直径不到 1mm，它由球形陶瓷核燃料核芯、疏松热解炭层、内致密热解炭层、SiC 层和外致密热解炭层组成。燃料颗粒的复合包覆层构成微球形压力容器,约束核裂变产生的放身性产物。在 4 层包覆结构中最为重要的是 SiC层,完整的 SiC 层可以阻挡绝大部分的气体和固体

120、裂变产物，并能够承受包覆燃料内气体产物的内压，是高温气冷堆安全性的重要保障。清华大学核能与新能源技术研究院经过长期的研究探索,在流化床沉积炉中利用化学气相沉积法成功制备了SiC包覆层。所制备的 SiC层接近理论密度，厚度为35um。以 SiC 为主要包覆层的燃料颗粒在辐照试验中表现出了优异的性能，并已经成功用于我国 10MW 高温气冷堆的运行。我国政府已经于 2006 年将 200MW 球床模块式高温气冷堆核电站示范工程(HTR PM)列入了国家科技中长期发展规划的重大专项，已开始建设。不同于球床堆中球形燃料元件的循环，棱柱形燃料元件是一次性加入堆芯的,在燃料核芯中会产生较大的初始过剩反应性,

121、需要外加一层氧化铕或氧化铒可燃毒物(Burnableabsorbers)来消除初始过剩反应性，保证良好的功率分布。在包覆颗粒的制备过程中，可燃毒物作为新的包覆层包覆在核芯颗粒表面，构成多层包覆颗粒(QUADRISO)。在 QUADRISO 中，SiC 层仍是阻挡裂变产物和承受内压的关键层。图 34 球形燃料元件与 TRISO 包覆燃料颗粒 资料来源：碳化硅材料在核燃料元件中的应用，华西证券研究所 图 35 棱柱形燃料元件与 QUADRISO 包覆颗粒 资料来源：碳化硅材料在核燃料元件中的应用，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 32 19626

122、187/2 1/2 01 902 28 16:59 S Si iC C 材料可用于熔盐反应堆领域。材料可用于熔盐反应堆领域。熔盐反应堆采用液体氟化物盐作为冷却介质，石墨作为慢化剂和堆芯结构材料，熔盐具有很好的传热特性和低的蒸汽压,可降低对压力容器和管道的压力,冷却剂的出口温度可达到 650850。液体燃料流过石墨时要保证不向石墨内部渗透，否则会形成局部热点，使石墨温度达到 11001200，石墨在该温度下的破损比在 700高 2 倍。研究结果表明，在熔盐中保温 12h 后，石墨材料增重为 14.8%,而包覆厚度约 7.8um Sic 的石黑材料增重仅为 1.2%,这表明 SiC 层可以有效阻挡

123、熔盐的渗透，由此证明 SiC 材料在熔盐堆中具有广阔的应用前景。另外一种熔盐堆采用固体燃料形式，该燃料借鉴高温气冷堆的燃料元件,可以使用球形燃料元件、柱状燃料元件或细管型燃料元件。一种新的燃料元件设计思路为用 SiC取代石墨基体,将 TRISO 燃料颗粒弥散在 SiC 基体中制备燃料元件。S Si iC C 材料可用于气冷快堆领域。材料可用于气冷快堆领域。气冷快堆是快中子谱氦气冷却反应堆，它采用闭合式燃料循环,可大大提高铀资源利用率,降低核废料产生量，实现放射性废物最小化。与以上几种堆型相比，气冷快堆具有更高的功率密度,更高的核燃料含量，由于石墨的中子慢化效应和辐照蠕变,在高温气冷堆中使用的包

124、覆颗粒弥散在石墨基体中的燃料已经不用于气冷快堆。日本核能研究计划(NERI)提出了新的燃料元件设计思路,将包覆疏松 SiC 层的氮化物混合燃料放入含有圆柱状孔洞的 SiC 基体中。美国爱达荷国家工程和环境实验室设计了另外一种燃料形式,该燃料类似于高温气冷堆燃料元件，将分离的燃料颗粒弥散在 SiC 基体材料中。在这种设计思路中,将 U-Pu 的碳化物小球作为核芯，外面包覆两层SiC材料,一层为疏松 SiC缓冲层，另外一层为致密SiC层，然后将这种包覆颗粒弥散在 SiC 基体中。图 37 含轴向阵列孔洞的 SiC 燃料基体的制备过程 图 38 用于气冷快堆的弥散型燃料元件设计 资料来源：碳化硅材料

125、在核燃料元件中的应用，华西证券研究所 资料来源：碳化硅材料在核燃料元件中的应用，华西证券研究所 图 36 包覆颗粒弥散在 SiC 基体中的燃料元件 资料来源：碳化硅材料在核燃料元件中的应用，华西证券研究所 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 33 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 6.6.风险提示风险提示 新型装备研制进度、放量进度不及预期等。证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 34 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 Table_AuthorTable_AuthorInf

126、oInfo 分析师与研究助理简介分析师与研究助理简介 陆洲：华西证券研究所军工行业首席分析师，北京大学硕士，11年军工行业研究经验。曾任光大证券、平安证券、国金证券研究所军工行业首席分析师，华商基金研究部工业品研究组组长，东兴证券研究所所长助理兼军工行业首席分析师。曾获2019年中国证券业分析师金牛奖军工行业第一名。分析师承诺分析师承诺 作者具有中国证券业协会授予的证券投资咨询执业资格或相当的专业胜任能力，保证报告所采用的数据均来自合规渠道，分析逻辑基于作者的职业理解，通过合理判断并得出结论，力求客观、公正，结论不受任何第三方的授意、影响，特此声明。评级说明评级说明 公司评级标准公司评级标准

127、投资投资评级评级 说明说明 以报告发布日后的 6 个月内公司股价相对上证指数的涨跌幅为基准。买入 分析师预测在此期间股价相对强于上证指数达到或超过 15%增持 分析师预测在此期间股价相对强于上证指数在 5%15%之间 中性 分析师预测在此期间股价相对上证指数在-5%5%之间 减持 分析师预测在此期间股价相对弱于上证指数 5%15%之间 卖出 分析师预测在此期间股价相对弱于上证指数达到或超过 15%行业评级标准行业评级标准 以报告发布日后的 6 个月内行业指数的涨跌幅为基准。推荐 分析师预测在此期间行业指数相对强于上证指数达到或超过 10%中性 分析师预测在此期间行业指数相对上证指数在-10%1

128、0%之间 回避 分析师预测在此期间行业指数相对弱于上证指数达到或超过 10%华西证券研究所：华西证券研究所：地址：北京市西城区太平桥大街丰汇园 11 号丰汇时代大厦南座 5 层 网址：http:/ 证券研究报告|行业深度研究报告 请仔细阅读在本报告尾部的重要法律声明 35 19626187/2 1/2 01 902 28 16:59 华西证券免责声明华西证券免责声明 华西证券股份有限公司（以下简称“本公司”）具备证券投资咨询业务资格。本报告仅供本公司签约客户使用。本公司不会因接收人收到或者经由其他渠道转发收到本报告而直接视其为本公司客户。本报告基于本公司研究所及其研究人员认为的已经公开的资料或

129、者研究人员的实地调研资料，但本公司对该等信息的准确性、完整性或可靠性不作任何保证。本报告所载资料、意见以及推测仅于本报告发布当日的判断，且这种判断受到研究方法、研究依据等多方面的制约。在不同时期，本公司可发出与本报告所载资料、意见及预测不一致的报告。本公司不保证本报告所含信息始终保持在最新状态。同时，本公司对本报告所含信息可在不发出通知的情形下做出修改，投资者需自行关注相应更新或修改。在任何情况下，本报告仅提供给签约客户参考使用，任何信息或所表述的意见绝不构成对任何人的投资建议。市场有风险，投资需谨慎。投资者不应将本报告视为做出投资决策的惟一参考因素，亦不应认为本报告可以取代自己的判断。在任何

130、情况下，本报告均未考虑到个别客户的特殊投资目标、财务状况或需求，不能作为客户进行客户买卖、认购证券或者其他金融工具的保证或邀请。在任何情况下，本公司、本公司员工或者其他关联方均不承诺投资者一定获利，不与投资者分享投资收益，也不对任何人因使用本报告而导致的任何可能损失负有任何责任。投资者因使用本公司研究报告做出的任何投资决策均是独立行为，与本公司、本公司员工及其他关联方无关。本公司建立起信息隔离墙制度、跨墙制度来规范管理跨部门、跨关联机构之间的信息流动。务请投资者注意，在法律许可的前提下，本公司及其所属关联机构可能会持有报告中提到的公司所发行的证券或期权并进行证券或期权交易，也可能为这些公司提供或者争取提供投资银行、财务顾问或者金融产品等相关服务。在法律许可的前提下，本公司的董事、高级职员或员工可能担任本报告所提到的公司的董事。所有报告版权均归本公司所有。未经本公司事先书面授权，任何机构或个人不得以任何形式复制、转发或公开传播本报告的全部或部分内容，如需引用、刊发或转载本报告，需注明出处为华西证券研究所，且不得对本报告进行任何有悖原意的引用、删节和修改。